RU2014133556A - SHOCK COOLING OF TURBINE SHOVELS OR BLADES - Google Patents

SHOCK COOLING OF TURBINE SHOVELS OR BLADES Download PDF

Info

Publication number
RU2014133556A
RU2014133556A RU2014133556A RU2014133556A RU2014133556A RU 2014133556 A RU2014133556 A RU 2014133556A RU 2014133556 A RU2014133556 A RU 2014133556A RU 2014133556 A RU2014133556 A RU 2014133556A RU 2014133556 A RU2014133556 A RU 2014133556A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aerodynamic part
hollow aerodynamic
shock cooling
hollow
turbine assembly
Prior art date
Application number
RU2014133556A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2619324C2 (en
Inventor
Джонатан МАГГЛСТОУН
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2014133556A publication Critical patent/RU2014133556A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2619324C2 publication Critical patent/RU2619324C2/en

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

1. Турбинный узел (10, 10а), содержащий в основном полую аэродинамическую часть (12) и по меньшей мере одно устройство (14, 14а, 14d) ударного охлаждения, при этом полая аэродинамическая часть (12) имеет по меньшей мере одну первую боковую стенку (16, 18), проходящую от передней кромки (20) в направлении задней кромки (22) полой аэродинамической части (12), и по меньшей мере одну полость (24), в которой в собранном состоянии по меньшей мере одного устройства (14, 14а, 14d) ударного охлаждения в полой аэродинамической части (12) расположено по меньшей мере одно устройство (14, 14а, 14d) ударного охлаждения на заданном расстоянии относительно внутренней поверхности (26) полости (24) для ударного охлаждения по меньшей мере одной внутренней поверхности (26) и для образования проточного канала (28) для охлаждающей среды (30), проходящего от передней кромки (20) в направлении задней кромки (22), и при этом по меньшей мере одно устройство (14, 14а, 14d) ударного охлаждения содержит первый элемент (42) и второй элемент (44), расположенные рядом друг с другом в осевом направлении (78), при этом второй элемент (44) расположен, при рассматривании в осевом направлении (78), по потоку после первого элемента (42) и с осевым расстоянием друг от друга, с образованием первого проточного прохода (46), обеспечивающего прохождение с одной стороны аэродинамической части (12) в направлении противоположной стороны аэродинамической части (12), отличающийся тем, что предусмотрен по меньшей мере один первый блокировочный элемент (32, 32b-d; 34, 34а), который расположен в проточном канале (28) между вторым элементом (44) по меньшей мере одного устройства (14, 14а, 14d) ударного охлаждения и по меньшей мере первой боковой стенкой (16, 18) полой аэродинамической части (12), при этом по меньшей мере первая боковая стенка (16, 18) расположена на1. A turbine assembly (10, 10a) comprising a substantially hollow aerodynamic part (12) and at least one shock cooling device (14, 14a, 14d), wherein the hollow aerodynamic part (12) has at least one first side a wall (16, 18) extending from the leading edge (20) in the direction of the trailing edge (22) of the hollow aerodynamic part (12), and at least one cavity (24) in which at least one device (14) is assembled , 14a, 14d) of shock cooling in the hollow aerodynamic part (12), at least one device ( 14, 14a, 14d) of shock cooling at a predetermined distance relative to the inner surface (26) of the cavity (24) for shock cooling of at least one inner surface (26) and for the formation of a flow channel (28) for the cooling medium (30) passing from leading edge (20) in the direction of the trailing edge (22), and at least one device (14, 14a, 14d) of shock cooling comprises a first element (42) and a second element (44) located adjacent to each other in axial direction (78), while the second element (44) is located, when viewed in axial direction (78), downstream of the first element (42) and with an axial distance from each other, with the formation of the first flow passage (46), allowing passage from one side of the aerodynamic part (12) in the direction of the opposite side of the aerodynamic part (12) characterized in that at least one first locking element (32, 32b-d; 34, 34a), which is located in the flow channel (28) between the second element (44) of at least one shock cooling device (14, 14a, 14d) and at least the first side wall (16, 18) of the hollow aerodynamic part (12 ), while at least the first side wall (16, 18) is located on

Claims (15)

1. Турбинный узел (10, 10а), содержащий в основном полую аэродинамическую часть (12) и по меньшей мере одно устройство (14, 14а, 14d) ударного охлаждения, при этом полая аэродинамическая часть (12) имеет по меньшей мере одну первую боковую стенку (16, 18), проходящую от передней кромки (20) в направлении задней кромки (22) полой аэродинамической части (12), и по меньшей мере одну полость (24), в которой в собранном состоянии по меньшей мере одного устройства (14, 14а, 14d) ударного охлаждения в полой аэродинамической части (12) расположено по меньшей мере одно устройство (14, 14а, 14d) ударного охлаждения на заданном расстоянии относительно внутренней поверхности (26) полости (24) для ударного охлаждения по меньшей мере одной внутренней поверхности (26) и для образования проточного канала (28) для охлаждающей среды (30), проходящего от передней кромки (20) в направлении задней кромки (22), и при этом по меньшей мере одно устройство (14, 14а, 14d) ударного охлаждения содержит первый элемент (42) и второй элемент (44), расположенные рядом друг с другом в осевом направлении (78), при этом второй элемент (44) расположен, при рассматривании в осевом направлении (78), по потоку после первого элемента (42) и с осевым расстоянием друг от друга, с образованием первого проточного прохода (46), обеспечивающего прохождение с одной стороны аэродинамической части (12) в направлении противоположной стороны аэродинамической части (12), отличающийся тем, что предусмотрен по меньшей мере один первый блокировочный элемент (32, 32b-d; 34, 34а), который расположен в проточном канале (28) между вторым элементом (44) по меньшей мере одного устройства (14, 14а, 14d) ударного охлаждения и по меньшей мере первой боковой стенкой (16, 18) полой аэродинамической части (12), при этом по меньшей мере первая боковая стенка (16, 18) расположена на стороне (36) низкого давления полой аэродинамической части (12) для блокирования потока охлаждающей среды (30) в направлении от передней кромки (20) к задней кромке (22) полой аэродинамической части (12), с воспрещением доступа в секцию (94) проточного канала (28) по 1. A turbine assembly (10, 10a) comprising a substantially hollow aerodynamic part (12) and at least one shock cooling device (14, 14a, 14d), wherein the hollow aerodynamic part (12) has at least one first side a wall (16, 18) extending from the leading edge (20) in the direction of the trailing edge (22) of the hollow aerodynamic part (12), and at least one cavity (24) in which at least one device (14) is assembled , 14a, 14d) of shock cooling in the hollow aerodynamic part (12), at least one device ( 14, 14a, 14d) of shock cooling at a predetermined distance relative to the inner surface (26) of the cavity (24) for shock cooling of at least one inner surface (26) and for the formation of a flow channel (28) for the cooling medium (30) passing from leading edge (20) in the direction of the trailing edge (22), and at least one device (14, 14a, 14d) of shock cooling comprises a first element (42) and a second element (44) located adjacent to each other in axial direction (78), while the second element (44) is located, when viewed in axial direction (78), downstream of the first element (42) and with an axial distance from each other, with the formation of the first flow passage (46), allowing passage from one side of the aerodynamic part (12) in the direction of the opposite side of the aerodynamic part (12) characterized in that at least one first locking element (32, 32b-d; 34, 34a), which is located in the flow channel (28) between the second element (44) of at least one shock cooling device (14, 14a, 14d) and at least the first side wall (16, 18) of the hollow aerodynamic part (12 ), at least the first side wall (16, 18) is located on the low pressure side (36) of the hollow aerodynamic part (12) to block the flow of cooling medium (30) in the direction from the leading edge (20) to the trailing edge (22 ) hollow aerodynamic part (12), with the prohibition of access to the section (94) of the flow channel (28) потоку после блокировочного элемента (32, 32b-d; 34, 34а), при одновременном направлении охлаждающей среды (30) в первом проточном канале (46) от стороны (36) низкого давления в направлении стороны (38) высокого давления полой аэродинамической части (12).the flow after the blocking element (32, 32b-d; 34, 34a), while the cooling medium (30) is directed in the first flow channel (46) from the low pressure side (36) towards the high pressure side (38) of the hollow aerodynamic part ( 12). 2. Турбинный узел по п. 1, в котором по меньшей мере первый блокировочный элемент (32, 32b-d; 34, 34а) проходит по меньшей мере частично вдоль размаха (40) по меньшей мере одного устройства (14, 14а, 14d) ударного охлаждения, в частности, по существу полностью вдоль размаха (40) по меньшей мере одного устройства (14, 14а, 14d) ударного охлаждения.2. The turbine assembly according to claim 1, wherein at least the first blocking element (32, 32b-d; 34, 34a) extends at least partially along the span (40) of at least one device (14, 14a, 14d) shock cooling, in particular substantially substantially along the span (40) of at least one shock cooling device (14, 14a, 14d). 3. Турбинный узел по п. 1, в котором по меньшей мере первый блокировочный элемент (32d; 34d) выполнен интегрально по меньшей мере с одним устройством (14d) ударного охлаждения.3. The turbine assembly according to claim 1, wherein at least the first blocking element (32d; 34d) is integrally formed with at least one shock cooling device (14d). 4. Турбинный узел по п. 2, в котором по меньшей мере первый блокировочный элемент (32d; 34d) выполнен интегрально по меньшей мере с одним устройством (14d) ударного охлаждения.4. The turbine assembly according to claim 2, in which at least the first blocking element (32d; 34d) is made integrally with at least one shock cooling device (14d). 5. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором по меньшей мере один другой блокировочный элемент (32, 32b-d; 34, 34а) расположен в проточном канале (28) между по меньшей мере одним устройством (14, 14а, 14d) ударного охлаждения и по меньшей мере другой боковой стенкой (16, 18) полой аэродинамической части (12).5. Turbine unit according to any one of paragraphs. 1-4, in which at least one other locking element (32, 32b-d; 34, 34a) is located in the flow channel (28) between at least one shock cooling device (14, 14a, 14d) and at least the other side wall (16, 18) of the hollow aerodynamic part (12). 6. Турбинный узел по п. 5, в котором по меньшей мере другой блокировочный элемент (34а) расположен между вторым элементом (44) по меньшей мере одного устройства (14а) ударного охлаждения и стороной (38) высокого давления полой аэродинамической части (12).6. The turbine assembly according to claim 5, wherein at least another blocking element (34a) is located between the second element (44) of at least one shock cooling device (14a) and the high pressure side (38) of the hollow aerodynamic part (12) . 7. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором по меньшей мере первый проточный проход (46) содержит радиальные концы (48, 48'), и при этом по меньшей мере один радиальный конец (48, 48') по меньшей мере первого проточного прохода (46) герметично закрыт уплотнительным элементом (50, 50').7. Turbine unit according to any one of paragraphs. 1-4, in which at least the first flow passage (46) contains radial ends (48, 48 '), and at least one radial end (48, 48') of at least the first flow passage (46) is hermetically sealed closed by sealing element (50, 50 '). 8. Турбинный узел по п. 7, в котором уплотнительный элемент (50, 50') выполнен интегрально с устройством (14, 14а, 14d) ударного охлаждения.8. The turbine assembly according to claim 7, in which the sealing element (50, 50 ') is made integrally with the shock cooling device (14, 14a, 14d). 9. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором полая аэродинамическая часть (12) содержит центральную линию (52), проходящую от передней кромки (20) к задней кромке (22), при этом по меньшей мере первый проточный проход (46) расположен в основном перпендикулярно центральной линии (52) полой аэродинамической части (12).9. Turbine unit according to any one of paragraphs. 1-4, in which the hollow aerodynamic part (12) comprises a center line (52) extending from the leading edge (20) to the trailing edge (22), wherein at least the first flow passage (46) is located substantially perpendicular to the center line (52) the hollow aerodynamic part (12). 10. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором первый элемент (42) расположен в направлении передней кромки (20) полой аэродинамической части (12), и по меньшей мере второй элемент (44, 44а) расположен, при рассматривании в направлении от передней кромки (20) к задней кромке (22), по потоку после первого элемента (42).10. Turbine assembly according to any one of paragraphs. 1-4, in which the first element (42) is located in the direction of the leading edge (20) of the hollow aerodynamic part (12), and at least the second element (44, 44a) is located, when viewed in the direction from the leading edge (20) to trailing edge (22), downstream of the first element (42). 11. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором устройство (14а) ударного охлаждения содержит по меньшей мере один третий элемент (54), при этом в собранном состоянии в полой аэродинамической части (12) второй элемент (44а) и третий элемент (54) расположены на расстоянии друг от друга с образованием по меньшей мере другого проточного прохода (56) для охлаждающей среды (30).11. Turbine unit according to any one of paragraphs. 1-4, in which the shock cooling device (14a) comprises at least one third element (54), while in the assembled state in the hollow aerodynamic part (12), the second element (44a) and the third element (54) are spaced apart from each other with the formation of at least another flow passage (56) for the cooling medium (30). 12. Турбинный узел по п. 11, в котором по меньшей мере другой проточный проход (56) расположен в основном вдоль центральной линии (52) полой аэродинамической части (12), проходящей от передней кромки (20) к задней кромке (22).12. The turbine assembly according to claim 11, wherein at least another flow passage (56) is located mainly along the center line (52) of the hollow aerodynamic part (12) extending from the leading edge (20) to the trailing edge (22). 13. Турбинный узел по п. 11, в котором второй элемент (44А) расположен в направлении стороны (36) низкого давления полой аэродинамической части (12), и по меньшей мере третий элемент (54) расположен в направлении стороны (38) высокого давления полой аэродинамической части (12).13. The turbine assembly according to claim 11, in which the second element (44A) is located in the direction of the low pressure side (36) of the hollow aerodynamic part (12), and at least the third element (54) is located in the direction of the high pressure side (38) hollow aerodynamic part (12). 14. Турбинный узел по п. 12, в котором второй элемент (44А) расположен в направлении стороны (36) низкого давления полой аэродинамической части (12), и по меньшей мере третий элемент (54) расположен в направлении стороны (38) высокого давления полой аэродинамической части (12).14. The turbine assembly according to claim 12, wherein the second element (44A) is located in the direction of the low pressure side (36) of the hollow aerodynamic part (12), and at least the third element (54) is located in the direction of the high pressure side (38) hollow aerodynamic part (12). 15. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором полая аэродинамическая часть (12) является турбинной лопаткой или лопастью. 15. Turbine unit according to any one of paragraphs. 1-4, in which the hollow aerodynamic part (12) is a turbine blade or blade.
RU2014133556A 2012-02-15 2012-11-22 Jet-deflector cooling of operating or guiding turbine blades RU2619324C2 (en)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12155540.3A EP2628901A1 (en) 2012-02-15 2012-02-15 Turbine blade with impingement cooling
EP12155540.3 2012-02-15
PCT/EP2012/073353 WO2013120552A1 (en) 2012-02-15 2012-11-22 Impingement cooling of turbine blades or vanes

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014133556A true RU2014133556A (en) 2016-04-10
RU2619324C2 RU2619324C2 (en) 2017-05-15

Family

ID=47504828

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014133556A RU2619324C2 (en) 2012-02-15 2012-11-22 Jet-deflector cooling of operating or guiding turbine blades

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9863255B2 (en)
EP (2) EP2628901A1 (en)
CN (1) CN104114816B (en)
RU (1) RU2619324C2 (en)
WO (1) WO2013120552A1 (en)

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2436884A1 (en) * 2010-09-29 2012-04-04 Siemens Aktiengesellschaft Turbine arrangement and gas turbine engine
EP2853690A1 (en) * 2013-09-27 2015-04-01 Siemens Aktiengesellschaft Insert for cooling a turbine blade made from a plurality of sections
EP2933434A1 (en) * 2014-04-16 2015-10-21 Siemens Aktiengesellschaft Controlling cooling flow in a cooled turbine vane or blade using an impingement tube
WO2017095438A1 (en) * 2015-12-04 2017-06-08 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil with biased trailing edge cooling arrangement
US10655477B2 (en) 2016-07-26 2020-05-19 General Electric Company Turbine components and method for forming turbine components
US10408062B2 (en) * 2016-08-12 2019-09-10 General Electric Company Impingement system for an airfoil
US10443397B2 (en) * 2016-08-12 2019-10-15 General Electric Company Impingement system for an airfoil
US10364685B2 (en) * 2016-08-12 2019-07-30 Gneral Electric Company Impingement system for an airfoil
US10436048B2 (en) * 2016-08-12 2019-10-08 General Electric Comapny Systems for removing heat from turbine components
WO2018080416A1 (en) * 2016-10-24 2018-05-03 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil with near wall passages without connecting ribs
US10704396B2 (en) * 2018-01-22 2020-07-07 Raytheon Technologies Corporation Dual-wall impingement cavity for components of gas turbine engines
US10753210B2 (en) * 2018-05-02 2020-08-25 Raytheon Technologies Corporation Airfoil having improved cooling scheme
RU2686244C1 (en) * 2018-11-13 2019-04-24 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") Cooled blade of gas turbine
US10822963B2 (en) 2018-12-05 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Axial flow cooling scheme with castable structural rib for a gas turbine engine
US10815794B2 (en) * 2018-12-05 2020-10-27 Raytheon Technologies Corporation Baffle for components of gas turbine engines
US11867085B2 (en) * 2020-03-25 2024-01-09 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine blade
US11203981B1 (en) * 2020-08-06 2021-12-21 Raytheon Technologies Corporation Baffle systems for airfoils
US11994292B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus for turbomachine
CN112096463A (en) * 2020-10-10 2020-12-18 北京全四维动力科技有限公司 Turbine stator blade of gas turbine and gas turbine adopting same

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1400285A (en) * 1972-08-02 1975-07-16 Rolls Royce Hollow cooled vane or blade for a gas turbine engine
GB1587401A (en) * 1973-11-15 1981-04-01 Rolls Royce Hollow cooled vane for a gas turbine engine
GB2097479B (en) * 1981-04-24 1984-09-05 Rolls Royce Cooled vane for a gas turbine engine
JP3142850B2 (en) * 1989-03-13 2001-03-07 株式会社東芝 Turbine cooling blades and combined power plants
JP2818266B2 (en) 1990-06-30 1998-10-30 株式会社東芝 Gas turbine cooling blade
US5259730A (en) * 1991-11-04 1993-11-09 General Electric Company Impingement cooled airfoil with bonding foil insert
US5403159A (en) 1992-11-30 1995-04-04 United Technoligies Corporation Coolable airfoil structure
RU2083851C1 (en) * 1993-02-03 1997-07-10 Московский авиационный технологический институт им.К.Э.Циалковского Gas-turbine cooled blade
JP3110227B2 (en) * 1993-11-22 2000-11-20 株式会社東芝 Turbine cooling blade
EP1188902A1 (en) 2000-09-14 2002-03-20 Siemens Aktiengesellschaft Impingement cooled wall
US6416275B1 (en) * 2001-05-30 2002-07-09 Gary Michael Itzel Recessed impingement insert metering plate for gas turbine nozzles
US6742991B2 (en) * 2002-07-11 2004-06-01 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine blade and gas turbine
RU41492U1 (en) * 2004-07-06 2004-10-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" COOLED WORKING BLADE FOR GAS TURBINE ENGINE
US7871246B2 (en) * 2007-02-15 2011-01-18 Siemens Energy, Inc. Airfoil for a gas turbine
US8231329B2 (en) * 2008-12-30 2012-07-31 General Electric Company Turbine blade cooling with a hollow airfoil configured to minimize a distance between a pin array section and the trailing edge of the air foil
US8182223B2 (en) 2009-02-27 2012-05-22 General Electric Company Turbine blade cooling
GB201100957D0 (en) 2011-01-20 2011-03-02 Rolls Royce Plc Rotor blade
CN201991570U (en) 2011-03-11 2011-09-28 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 Turbine rotor blade of gas turbine
EP2573325A1 (en) 2011-09-23 2013-03-27 Siemens Aktiengesellschaft Impingement cooling of turbine blades or vanes

Also Published As

Publication number Publication date
US20150016973A1 (en) 2015-01-15
US9863255B2 (en) 2018-01-09
EP2628901A1 (en) 2013-08-21
EP2815075A1 (en) 2014-12-24
CN104114816B (en) 2017-03-01
WO2013120552A1 (en) 2013-08-22
CN104114816A (en) 2014-10-22
RU2619324C2 (en) 2017-05-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014133556A (en) SHOCK COOLING OF TURBINE SHOVELS OR BLADES
JP2014077442A5 (en)
ES2372266T3 (en) TURBOMÁQUINA MOBILE WALL WHEEL HOOD.
RU2015136552A (en) EFFICIENCY SEAL TURBINE
RU2013100413A (en) AERODYNAMIC PROFILE (OPTIONS)
CN105090671B (en) Compressor assembly with pressure pulsation damper and check-valves
RU2015132092A (en) GAS TURBINE ROTOR BLADE AND GAS TURBINE ROTOR
RU2015134137A (en) TURBINE VANE
ES2535096T3 (en) Blade of blade and turbomachine
RU2014138932A (en) Groove in the blade of the rotor of the gas turbine engine
WO2011050025A3 (en) Airfoil with tapered cooling passageways
BR112018000856A2 (en) ? wind turbine blade with an erosion protection?
RU2013100410A (en) SHOVEL (OPTIONS)
RU2013123448A (en) TURBINE WORKING SHOVEL
BR112016010173A2 (en) airfoils and cooling method
JP2014181715A5 (en)
RU2012151011A (en) HOLLOW DOMESTIC GUIDE FOR TURBINE SHOVELS
BR112017006895A2 (en) improved heat exchange and noise reduction panel for a turbocharger
RU2015136546A (en) TURBINE DESIGN WITH IMPROVED SEALING EFFECT
RU2015133194A (en) TURBO SHOVEL
RU2012158321A (en) GAS TURBINE STATOR
AR093096A1 (en) TURBINE ALABES SYSTEM
MX2015011663A (en) Turbine blade with a pin seal slot.
US20140072418A1 (en) Floating seal
WO2013155151A3 (en) Shrouded fluid flow turbine with an aperture through the shroud

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20191123